RU2388661C2 - Способ контроля двигателя самолета - Google Patents
Способ контроля двигателя самолета Download PDFInfo
- Publication number
- RU2388661C2 RU2388661C2 RU2008103374/11A RU2008103374A RU2388661C2 RU 2388661 C2 RU2388661 C2 RU 2388661C2 RU 2008103374/11 A RU2008103374/11 A RU 2008103374/11A RU 2008103374 A RU2008103374 A RU 2008103374A RU 2388661 C2 RU2388661 C2 RU 2388661C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- computer
- engines
- computers
- engine
- values
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 18
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims abstract description 6
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 claims description 10
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 230000006870 function Effects 0.000 description 10
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 9
- 239000003921 oil Substances 0.000 description 6
- 238000012544 monitoring process Methods 0.000 description 4
- 238000012545 processing Methods 0.000 description 4
- 238000012360 testing method Methods 0.000 description 4
- 230000005540 biological transmission Effects 0.000 description 3
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 3
- 238000013178 mathematical model Methods 0.000 description 3
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 description 2
- 230000006399 behavior Effects 0.000 description 2
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 2
- 230000006866 deterioration Effects 0.000 description 2
- RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 9,10-anthraquinone Chemical compound C1=CC=C2C(=O)C3=CC=CC=C3C(=O)C2=C1 RZVHIXYEVGDQDX-UHFFFAOYSA-N 0.000 description 1
- 238000004590 computer program Methods 0.000 description 1
- 238000003745 diagnosis Methods 0.000 description 1
- 230000010006 flight Effects 0.000 description 1
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 1
- 239000007788 liquid Substances 0.000 description 1
- 239000010687 lubricating oil Substances 0.000 description 1
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 1
- 238000007789 sealing Methods 0.000 description 1
- 238000012546 transfer Methods 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- G—PHYSICS
- G05—CONTROLLING; REGULATING
- G05B—CONTROL OR REGULATING SYSTEMS IN GENERAL; FUNCTIONAL ELEMENTS OF SUCH SYSTEMS; MONITORING OR TESTING ARRANGEMENTS FOR SUCH SYSTEMS OR ELEMENTS
- G05B23/00—Testing or monitoring of control systems or parts thereof
- G05B23/02—Electric testing or monitoring
- G05B23/0205—Electric testing or monitoring by means of a monitoring system capable of detecting and responding to faults
- G05B23/0218—Electric testing or monitoring by means of a monitoring system capable of detecting and responding to faults characterised by the fault detection method dealing with either existing or incipient faults
- G05B23/0224—Process history based detection method, e.g. whereby history implies the availability of large amounts of data
- G05B23/0227—Qualitative history assessment, whereby the type of data acted upon, e.g. waveforms, images or patterns, is not relevant, e.g. rule based assessment; if-then decisions
- G05B23/0237—Qualitative history assessment, whereby the type of data acted upon, e.g. waveforms, images or patterns, is not relevant, e.g. rule based assessment; if-then decisions based on parallel systems, e.g. comparing signals produced at the same time by same type systems and detect faulty ones by noticing differences among their responses
Landscapes
- Physics & Mathematics (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Automation & Control Theory (AREA)
- Testing And Monitoring For Control Systems (AREA)
- Combined Controls Of Internal Combustion Engines (AREA)
- Testing Of Engines (AREA)
- Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)
- Hybrid Electric Vehicles (AREA)
- Safety Devices In Control Systems (AREA)
- Burglar Alarm Systems (AREA)
Abstract
Изобретение относится к способу контроля двигателя самолета. Самолет содержит, по меньшей мере, два двигателя (m1, m2, m3, m4), каждый из которых управляется компьютером (1, 2, 3, 4) управления двигателем, при этом компьютеры (1, 2, 3, 4) соединены между собой при помощи сети (5) связи, и каждый компьютер (1, 2, 3, 4) контролирует рабочие параметры (р, V) двигателя (m1, m2, m3, m4), которым он управляет. Способ характеризуется тем, что направляют (60; 100) в сеть (5) значение (V(k)) одного из параметров (p(k)) из каждого компьютера (1, 2, 3, 4), сравнивают (62; 102, 103, 104) эти значения со значениями (V(k')) этого же параметра (p(k)=p(k')), поступающего от другого компьютера (1, 2, 3, 4), и если одно значение (V(k)) отличается от другого (V(k')) на величину разности (d1(k), d2(k), d3(k)), превышающую заранее определенное пороговое значение (S), делают вывод о том, что один из диагностируемых двигателей (m(k)) работает ненормально. Достигается упрощение решения проблемы контроля двигателей самолета. 3 з.п. ф-лы, 3 ил.
Description
Настоящее изобретение касается систем обнаружения неисправностей в работе двигателей самолета и в целом всех систем оборудования, по меньшей мере, дублированных в самолете и принадлежащих к его основным частям, таким как силовая установки, система рулей и т.д.
В частности, изобретение касается систем контроля основных частей для предупреждения обслуживающего персонала (пилотов или техников) о неисправности в работе.
В качестве системы обнаружения ненормальной работы, используемой для технического обслуживания, используют встроенные тестовые приборы («Built-In Test Equipment»: BITE), каждый из которых предназначен для обнаружения специфической неисправности в работе.
После получения предупреждения пилот самолета может воздержаться от использования неисправного оборудования, использовать альтернативное оборудование и избежать, таким образом, более тяжелой аварии или, используя результаты диагностики, поступающие от BITE, обслуживающий персонал может легче и быстрее вмешаться во время технического обслуживания самолета для устранения этой неисправности.
В настоящее время большинство приборов BITE содержат в основном датчики, собирающие данные или параметры работы, и эти параметры оцифровываются и проверяются компьютерной программой относительно пороговых значений или заранее определенных математических моделей.
В данном случае каждый двигатель управляется компьютером, обозначаемым аббревиатурой «FADEC» (Full Authority Digital Engine Control - полностью автономное электронно-цифровое управление двигателем).
Каждый из компьютеров FADEC контролирует рабочие параметры двигателя, которым он управляет. Эти параметры двигателя сравниваются с заранее определенными пороговыми значениями, идентичными для идентичных конфигураций двигателей, независимо от самолета, на котором они установлены.
Однако каждый из самолетов предназначен для своей области применения, которая определяет индивидуальность его износа. Следовательно, двигатели подвергаются специфическому износу, который невозможно смоделировать заранее определенным образом.
Таким образом, вышеуказанные заранее определенные пороговые значения не позволяют осуществлять контроль специфических параметров износа двигателей. Вместе с тем, можно контролировать характеристический параметр износа двигателей и отслеживать его ухудшение. Определяя критические пороговые значения, можно идентифицировать различные этапы этого ухудшения. Однако эта технология потребует, в частности, определения наиболее значимых параметров видов неисправностей, пороговых значений, применяемых к этим параметрам, и влияния условий эксплуатации на их поведение. Все это требует хорошего знания соответствующих им физических явлений.
Задачей настоящего изобретения является упрощение решения проблемы контроля двигателей самолета.
Объектом настоящего изобретения является способ контроля двигателей самолета, содержащего, по меньшей мере, два двигателя, каждый из которых управляется компьютером управления двигателем, при этом компьютеры соединены между собой при помощи сети связи, и каждый компьютер контролирует рабочие параметры двигателя, которым он управляет, при этом способ характеризуется тем, что два компьютера направляют в сеть значения, по меньшей мере, одного из упомянутых параметров для сравнения со значениями этого же параметра, поступающего от другого компьютера, при этом если одно значение отличается от другого на величину разности, превышающую заранее определенное пороговое значение, делается вывод, что один из диагностируемых двигателей работает ненормально.
Поскольку среда и эксплуатация являются идентичными для обоих двигателей, то на регистрируемые разности влияют только их характеристики. Для обнаружения неисправностей необязательно досконально знать законы физики.
Для конкретного самолета работа двигателя считается ненормальной, когда износ, обнаруженный по данному параметру, отличается от износа, обнаруженного по этому же параметру, другого двигателя, что подтверждают произведенные сравнения.
Например, явления, связанные с температурой, режимом работы, поведением, высотой, влияют на уровень смазочного масла в масляном резервуаре, что не позволяет определить оставшееся количество масла в данный момент. Путем вышеуказанных сравнений можно, по меньшей мере, узнать в любой момент, остается ли в двух двигателях одинаковое количество масла или в одном из двух масляных резервуаров имеется утечка.
Изобретение состоит в применении технологии установления избыточности, широко применяемой в системе обеспечения безопасности людей и самолета в вышеуказанной области интегрированных тестовых приборов BITE, используемых для помощи в техническом обслуживании.
Эта технология установления избыточности состоит в параллельном использовании идентичных критических агрегатов в количестве n таким образом, чтобы путем простого сравнения их выходных данных, которые в любой момент должны быть по существу идентичными, определить, является ли один из них неисправным или даже какой из них является неисправным и должен быть заменен. Обнаружение требует наличия двух параллельных агрегатов, тогда как выделение одного неисправного агрегата требует наличия трех параллельных агрегатов.
В данном случае существуют многие параметры, например утечка масла в вышеупомянутом примере, когда определение неисправного двигателя можно осуществить даже на двухмоторном самолете.
Таким образом, избыточность двигателей используют одновременно для диагностики, прогнозирования и для технического обслуживания совместно с данными высокой вероятности.
Предпочтительно сравнения и диагностику на основании этих сравнений осуществляют компьютеры, которые управляют двигателями, однако диагностику может осуществлять также независимый центральный компьютер, соединенный с сетью.
Предпочтительно результаты каждой диагностики, произведенной компьютером «двигателя», направляются этим компьютером на другой компьютер для их немедленного сравнения и вводятся в память для последующего технического обслуживания либо приводят к немедленному осуществлению определенного действия, например индикации на дисплее пилота или передаче по радио в наземный пункт управления полетами.
Другие отличительные признаки и преимущества настоящего изобретения будут более очевидны из нижеследующего описания способа контроля двигателей самолета в соответствии с настоящим изобретением со ссылками на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг.1 изображает первую форму архитектуры системы контроля двигателей для способа контроля двигателя самолета в соответствии с настоящим изобретением;
фиг.2 - вторую форму архитектуры системы контроля двигателей для способа контроля двигателя самолета в соответствии с настоящим изобретением;
фиг.3 - упрощенную блок-схему способа контроля двигателей самолета, в соответствии с настоящим изобретением.
На фиг.1 и 2 архитектура показана на примере четырехмоторного самолета. Система 10 управления двигателями m1, m2, m3, m4 самолета (не показан) содержит компьютеры FADEC 1, 2, 3, 4, при этом каждый из компьютеров осуществляет контроль и управляет одним двигателем, соответственно, обозначенным m(1), m(2), m(3), m(4) или m1, m2, m3, m4.
Компьютеры FADEC, в данном случае в количестве четырех, соединены между собой в самолете, например, при помощи сети 5 цифровой связи AFDX (Avionics Full DupleX), выполненной согласно стандарту ARINC (Aeronautical Radio INCorporated), либо при помощи специальной связи, предусмотренной для передачи описанных ниже сообщений, либо при помощи уже существующей на самолете связи, предназначенной для передачи других сообщений. Компьютеры передают данные и параметры двигателя, который они контролируют и которым они управляют. Поскольку компьютеры FADEC являются двухканальными, то они позволяют консолидировать информацию, получаемую от другого или других компьютеров FADEC.
В первом варианте выполнения (фиг.1) предусмотрен центральный компьютер 6 «самолета», тоже соединенный с этой сетью 5 для перегруппировки при помощи одной из своих функций 61 и обработки при помощи одной из своих функций 62 данных и параметров, которые он получает от всех компьютеров FADEC 1, 2, 3, 4, что будет описано ниже.
Во втором предпочтительном варианте выполнения (фиг.2) один из компьютеров FADEC 1, 2, 3 или 4 - FADEC i - выполняет функцию 62 компьютера 6, который не используется для применения изобретения.
Однако в этом последнем случае все компьютеры FADEC 1, 2, 3, 4 являются идентичными и могут обрабатывать одновременно, наподобие функции 61 и как будет пояснено ниже, данные и параметры двигателя, за управление которым они отвечают, плюс данные и параметры (выдаваемые другими компьютерами FADEC), получаемые из сети 5.
В первом случае необходимо отметить, что центральный компьютер 6 может только выполнять роль промежуточной функции 61 и только для перегруппировки данных и параметров, выдаваемых компьютерами FADEC, и, в случае необходимости, для определения компьютера FADEC i, который будет производить обработку, описанную ниже.
Таким образом, любой компьютер FADEC 1, 2, 3, 4, или центральный компьютер 6, или компьютер FADEC i, в зависимости от принятой архитектуры, располагает одними и теми же данными и параметрами, получаемыми от всех двигателей m1, m2, m3, m4 самолета, и производит обработку 62 контроля, которая далее будет описана со ссылками на фиг.3 одновременно со способом контроля.
На этапе 100 при помощи функции 60 передачи в сеть 5 компьютеры FADEC 1, 2, 3, 4 передают в сеть 5 значение V(1), V(2), V(3) и V(4), соответственно, по меньшей мере, одного параметра работы двигателей m1, m2, m3, m4, соответственно, сопровождаемого меткой двигателя «m1», «m2», «m3», «m4», соответствующей адресу передачи, и ссылкой параметра р(1), р(2), р(3), р(4), соответственно.
Компьютер FADEC j (j=от 1 до 4) или компьютер 6 при помощи функции 61 приема и перегруппировки параметров, передаваемых через сеть 5, либо при помощи функции 61 других компьютеров FADEC получает триплеты V(k), m(k), p(k) (k=от 1 до 4, при этом k отличается от j) и располагает четырьмя триплетами, соответствующими k=1, 2, 3, 4.
На этапе 101 при помощи функции 61 компьютера 6 или любого компьютера FADEC 1 - 4 любое значение V(k) сравнивают с тремя другими значениями V(k'), где k'=1, 2, 3, 4, при этом k' отличается от k, но только если p(k')=p(k), что подтверждает, что речь идет об одном и том же параметре, но соответствующем двум разным двигателям m(k) и m(k').
Можно, например, вычислить абсолютные значения d1(k), d2(k), d3(k) разностей V(k)-V(k') между значениями этих параметров.
На этапе 102 вышеуказанные разности d1, d2, d3 сравнивают с заранее определенным пороговым значением S, соответствующим допуску измерения параметра.
Если на этапе 103 ни одна из разностей не превышает пороговое значение S, переходят на этап 105 без какого-либо специального действия.
В противном случае переходят на этап 104, во время которого подсчитывают число разностей, превышающих пороговое значение S. При этом, например:
если только одна разность d1 превышает пороговое значение S, событие вводится в память М1 и переходят на этап 105;
если две разности d1, d2 превышают пороговое значение S, вычисляют абсолютное значение d разности V(2)-V(1). Если d меньше 2.S, переходят на этап 105, если нет - событие вводят в память М2 и переходят на этап 105;
если все три разности d1, d2, d3 превышают S, следовательно, параметр p(k) отличается от всех других параметров p(k') на разность, превышающую пороговое значение S, и, значит, работа или износ двигателя k отклоняется в ненормальную сторону от работы и износа других двигателей k', хотя все условия работы являются равными, и переходят на этап 106, на котором при помощи функции 63 индикации подается предупреждение о ненормальной работе двигателя по сравнению с работой других двигателей, событие вводится в память М3 и переходят на этап 105.
На этапе 105 записи в запоминающих устройствах М1, М2, М3 датируются, чтобы иметь возможность восстановить хронологию событий, что окажет помощь при техническом обслуживании, и, поскольку способ должен применяться во время работы в непрерывном режиме, запускают опять этап 101.
Если осуществление сравнения и вытекающая из них диагностика при помощи вышеуказанного способа производятся компьютерами FADEC 1, 2, 3, 4, управляющими двигателями, то они все могут передавать свои данные диагностики параллельно, и эти данные диагностики подвергаются консолидированной выборке для определения общей диагностики с целью ее вывода на дисплей.
Таким образом, преодолевается неисправность, проявляющаяся на одном или двух FADEC, что делает систему 10 в два раза более защищенной или в два раза более «fail operative» не выйти из строя согласно английской терминологии.
Диагностические данные компьютеров FADEC могут передаваться каждым компьютером на другие компьютеры, которые их сравнивают и либо вводят в память для последующего технического обслуживания, либо выдают сигнал о необходимости немедленного вмешательства, например, в виде вывода индикации на дисплей пилота или в виде радиосигнала на наземный пункт управления, однако эти данные диагностики могут быть также переданы на центральный компьютер «самолета» для запоминания, индикации, передачи на землю или любого другого системного управляющего действия, которое может потребоваться.
С другой стороны, при использовании независимого центрального компьютера 6, соединенного с сетью 5 для централизованного сбора данных обработки, невозможно преодолеть неисправность, проявляющуюся на этом компьютере.
Необходимо отметить, что тройную или учетверенную избыточность двигателей для обеспечения безопасности людей используют для того, чтобы получить соответствующую избыточность параметров двигателя и, следовательно, добиться существенного повышения точности диагностики с помощью встроенных тестов компьютеров FADEC, используемых для технического обслуживания.
Как было указано выше, изобретение применяется для летательных аппаратов, содержащих более двух двигателей, но его можно также применять для самолетов, содержащих два двигателя, где неисправный двигатель определяется только наличием отклонения.
Это касается, как было указано выше, уровня масла (или других жидкостей). Это может касаться и многих других примеров, таких как:
- продолжительность запуска, которая увеличивается с износом двигателя и может указывать на неисправный двигатель,
- режим двигателя, на котором отражается износ топливного насоса.
Можно также присовокупить математическую модель, изменяющуюся в зависимости от эксплуатации и среды самолета, чтобы снять сомнения выбора между двумя двигателями, параметры которых, не позволяющие указать на неисправный двигатель, расходятся слишком сильно по отношению к выбранному пороговому значению.
Одновременно со сравнением параметров математическая модель может позволить выделить неисправность.
Изобретение может также применяться для других узлов, кроме силовой установки, таких как системы управления полетом, как правило, учетверенные, системы герметизации кабины и т.д.
Claims (4)
1. Способ контроля двигателей самолета, содержащего, по меньшей мере, два двигателя (m1, m2, m3, m4), каждый из которых управляется и контролируется компьютером (1, 2, 3, 4) управления двигателем, при этом компьютеры (1, 2, 3, 4) соединены между собой при помощи сети (5) связи, и каждый компьютер (1, 2, 3, 4) контролирует рабочие параметры (р, V) двигателя (m1, m2, m3, m4), которым он управляет, при этом в указанном способе направляют в сеть значение (V(k)), по меньшей мере, одного из упомянутых параметров (p(k)) от двух компьютеров, сравнивают (62, 102, 103, 104) эти значения со значениями (V(k')) этого же параметра (p(k)=p(k')), поступающего от другого компьютера (1, 2, 3, 4), и если одно значение (V(k)) отличается от другого (V(k')) на величину разности (d1(k), d2(k), d3(k)), превышающую заранее определенное пороговое значение (S), делают вывод о том, что один из диагностируемых двигателей (m(k)) работает ненормально, отличающийся тем, что сравнения значений осуществляют с помощью компьютеров (1, 2, 3, 4), управляющих двигателями (m1, m2, m3, m4) и на основании сравнений (62, 102, 103, 104) осуществляют индикацию (63; 106) данных диагностики.
2. Способ по п.2, отличающийся тем, что каждый результат диагностики компьютера (1, 2, 3, 4) направляется (61, 100) этим компьютером в другой компьютер, в котором производят сравнение этого результата.
3. Способ по любому из п.1 или 2, отличающийся тем, что каждый результат диагностики вводят в память (M1, М2, М3, М4) для использования при дальнейшем техническом обслуживании.
4. Способ по любому из п.1 или 2, отличающийся тем, что результаты диагностики выводят (106) на дисплей пилота или передают по радио в наземный пункт управления.
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR0700642 | 2007-01-30 | ||
FR0700642A FR2911972B1 (fr) | 2007-01-30 | 2007-01-30 | Procede de surveillance de moteurs d'avion |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2008103374A RU2008103374A (ru) | 2009-08-10 |
RU2388661C2 true RU2388661C2 (ru) | 2010-05-10 |
Family
ID=38519671
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2008103374/11A RU2388661C2 (ru) | 2007-01-30 | 2008-01-29 | Способ контроля двигателя самолета |
Country Status (14)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7840320B2 (ru) |
EP (1) | EP1953614B1 (ru) |
JP (1) | JP5473226B2 (ru) |
CN (1) | CN101236129B (ru) |
BR (1) | BRPI0800201B1 (ru) |
CA (1) | CA2619143C (ru) |
FR (1) | FR2911972B1 (ru) |
IL (1) | IL189215A (ru) |
MA (1) | MA29724B1 (ru) |
MX (1) | MX2008001440A (ru) |
RU (1) | RU2388661C2 (ru) |
SG (1) | SG144885A1 (ru) |
UA (1) | UA96129C2 (ru) |
ZA (1) | ZA200800923B (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2675419C2 (ru) * | 2014-04-29 | 2018-12-19 | Зе Боинг Компани | Системы и способы управления и функционирования архитектуры параллельных устройств управления двигателем |
Families Citing this family (24)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2939170B1 (fr) * | 2008-11-28 | 2010-12-31 | Snecma | Detection d'anomalie dans un moteur d'aeronef. |
FR2971595B1 (fr) * | 2011-02-15 | 2013-03-22 | Snecma | Surveillance d'un moteur d'aeronef pour anticiper les operations de maintenance |
FR2981474B1 (fr) * | 2011-10-17 | 2013-12-27 | Alstom Technology Ltd | Procede de detection preventive d'une panne d'un appareil, programme d'ordinateur, installation et module de detection preventive d'une panne d'un appareil |
US20140100806A1 (en) * | 2012-10-04 | 2014-04-10 | Globalfoundries Inc. | Method and apparatus for matching tools based on time trace data |
US9391495B2 (en) | 2013-03-05 | 2016-07-12 | Joy Mm Delaware, Inc. | Predicting motor failure based on relationship of motor pair characteristics |
GB2513132B (en) * | 2013-04-16 | 2015-05-27 | Ge Aviat Systems Ltd | Method for predicting a bleed air system fault |
CN104343490B (zh) * | 2013-07-24 | 2017-10-03 | 中国国际航空股份有限公司 | 一种发动机滑油监控***及方法 |
CN105270353B (zh) * | 2014-06-26 | 2019-02-22 | 山东朗进科技股份有限公司 | 一种轨道车辆空调机组检修方法 |
US10035609B2 (en) | 2016-03-08 | 2018-07-31 | Harris Corporation | Wireless engine monitoring system for environmental emission control and aircraft networking |
US10223846B2 (en) * | 2016-10-10 | 2019-03-05 | General Electric Company | Aerial vehicle engine health prediction |
FR3064602B1 (fr) * | 2017-03-29 | 2019-06-07 | Airbus Operations | Mode de fonctionnement degrade d'un groupe propulseur d'aeronef permettant le deplafonnement d'une consigne de poussee |
FR3065995B1 (fr) * | 2017-05-05 | 2019-07-05 | Safran Aircraft Engines | Systeme et procede de surveillance d'une turbomachine a detection d'anomalie corrigee par un facteur d'usure |
FR3074590B1 (fr) * | 2017-12-04 | 2023-03-17 | Soc Air France | Methode de prediction d'une anomalie de fonctionnement d'un ou plusieurs equipements d'un ensemble |
CN109143839A (zh) * | 2018-09-04 | 2019-01-04 | 广西质量技术工程学校 | 一种高容错的传感器冗余控制方法 |
CN109799803B (zh) * | 2018-12-11 | 2020-06-16 | 大连理工大学 | 一种基于lft的航空发动机传感器及执行机构故障诊断方法 |
FR3095271B1 (fr) * | 2019-04-18 | 2021-07-30 | Safran | Système de surveillance de la santé d’un hélicoptère |
CN110481804B (zh) * | 2019-08-22 | 2021-05-25 | 中国商用飞机有限责任公司北京民用飞机技术研究中心 | 一种飞行辅助***和飞机 |
US11561873B2 (en) | 2019-09-26 | 2023-01-24 | General Electric Company | Test equipment interface add-on having a production support equipment module and a selectively removable test support equipment module |
JP7176543B2 (ja) | 2020-02-18 | 2022-11-22 | 株式会社デンソー | 異常診断システム、異常診断方法およびコンピュータプログラム |
US11748183B2 (en) * | 2020-10-11 | 2023-09-05 | Textron Innovations Inc. | Reasonableness monitor |
CN112373719B (zh) * | 2020-10-30 | 2023-03-14 | 哈尔滨飞机工业集团有限责任公司 | 一种直升机发动机维护信息采集显示方法 |
CN112607042A (zh) * | 2020-12-28 | 2021-04-06 | 中国人民解放军陆军炮兵防空兵学院 | 一种无人机装载通信频谱侦测装置 |
CN113341927B (zh) * | 2021-06-11 | 2022-12-02 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | 飞控***伺服作动器bit故障检测方法及装置 |
CN114783162B (zh) * | 2022-06-20 | 2022-10-28 | 商飞软件有限公司 | 一种飞机三余度***告警表决方法 |
Family Cites Families (13)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4106730A (en) * | 1976-10-01 | 1978-08-15 | The Boeing Company | Engine out control system for STOL aircraft |
FR2488696A1 (fr) * | 1980-08-13 | 1982-02-19 | Snecma | Procede et dispositif de detection du decollement tournant apparaissant dans une turbomachine a deux corps tournants |
US4651563A (en) * | 1985-10-16 | 1987-03-24 | Sperry Corporation | Jet engine testing apparatus |
US4785403A (en) * | 1986-05-02 | 1988-11-15 | United Technologies Corporation | Distributed flight condition data validation system and method |
JPH0588701A (ja) * | 1991-09-30 | 1993-04-09 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 3重冗長系用同期装置 |
US5349654A (en) * | 1992-02-20 | 1994-09-20 | The Boeing Company | Fault tolerant data exchange unit |
JPH06250868A (ja) * | 1993-02-25 | 1994-09-09 | Mitsubishi Electric Corp | 計算機 |
CA2440887A1 (en) * | 2001-03-12 | 2002-09-19 | Honeywell International Inc. | Method of recovering a flight critical computer after a radiation event |
JP4343691B2 (ja) * | 2001-11-13 | 2009-10-14 | グッドリッチ・ポンプ・アンド・エンジン・コントロール・システムズ・インコーポレーテッド | ガスタービン・エンジン用故障管理システム |
FR2846377B1 (fr) * | 2002-10-25 | 2006-06-30 | Hispano Suiza Sa | Inverseur de poussee electromecanique pour turboreacteur a controle permanent de position |
FR2846375B1 (fr) * | 2002-10-25 | 2006-06-30 | Hispano Suiza Sa | Inverseur de poussee electromacanique pour turboreacteur a asservissement du deplacement des portes |
US6983199B2 (en) * | 2003-04-30 | 2006-01-03 | General Electric Company | Vibration measurement and recording system and method |
JP2004352071A (ja) * | 2003-05-29 | 2004-12-16 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | 航空機用エンジンの機上トラブル対処装置 |
-
2007
- 2007-01-30 FR FR0700642A patent/FR2911972B1/fr active Active
-
2008
- 2008-01-23 EP EP08100793.2A patent/EP1953614B1/fr active Active
- 2008-01-25 MA MA30598A patent/MA29724B1/fr unknown
- 2008-01-28 IL IL189215A patent/IL189215A/en active IP Right Grant
- 2008-01-29 RU RU2008103374/11A patent/RU2388661C2/ru active
- 2008-01-29 US US12/021,643 patent/US7840320B2/en active Active
- 2008-01-29 BR BRPI0800201A patent/BRPI0800201B1/pt active IP Right Grant
- 2008-01-29 JP JP2008017157A patent/JP5473226B2/ja active Active
- 2008-01-29 SG SG200800794-0A patent/SG144885A1/en unknown
- 2008-01-29 UA UAA200801060A patent/UA96129C2/ru unknown
- 2008-01-29 ZA ZA200800923A patent/ZA200800923B/en unknown
- 2008-01-29 CA CA2619143A patent/CA2619143C/fr active Active
- 2008-01-30 MX MX2008001440A patent/MX2008001440A/es active IP Right Grant
- 2008-01-30 CN CN200810000256.7A patent/CN101236129B/zh active Active
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2675419C2 (ru) * | 2014-04-29 | 2018-12-19 | Зе Боинг Компани | Системы и способы управления и функционирования архитектуры параллельных устройств управления двигателем |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1953614A3 (fr) | 2009-07-08 |
MA29724B1 (fr) | 2008-09-01 |
US20080262663A1 (en) | 2008-10-23 |
IL189215A0 (en) | 2008-11-03 |
IL189215A (en) | 2013-10-31 |
EP1953614B1 (fr) | 2019-01-23 |
SG144885A1 (en) | 2008-08-28 |
CN101236129A (zh) | 2008-08-06 |
FR2911972A1 (fr) | 2008-08-01 |
BRPI0800201B1 (pt) | 2018-10-09 |
ZA200800923B (en) | 2008-11-26 |
MX2008001440A (es) | 2009-02-24 |
RU2008103374A (ru) | 2009-08-10 |
CA2619143A1 (fr) | 2008-07-30 |
FR2911972B1 (fr) | 2009-03-27 |
CA2619143C (fr) | 2014-12-09 |
US7840320B2 (en) | 2010-11-23 |
CN101236129B (zh) | 2013-03-20 |
EP1953614A2 (fr) | 2008-08-06 |
BRPI0800201A (pt) | 2008-09-16 |
JP5473226B2 (ja) | 2014-04-16 |
UA96129C2 (ru) | 2011-10-10 |
JP2008215345A (ja) | 2008-09-18 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2388661C2 (ru) | Способ контроля двигателя самолета | |
EP2329459B1 (en) | Method and apparatus for obtaining vehicle data | |
US10643187B2 (en) | Reporting and prioritizing faults for aircraft downtime reduction | |
US4943919A (en) | Central maintenance computer system and fault data handling method | |
US20080249678A1 (en) | Aircraft Failure Diagnostic Method and System | |
US11080660B2 (en) | Data-driven unsupervised algorithm for analyzing sensor data to detect abnormal valve operation | |
KR20150012219A (ko) | 엔진 윤활유 모니터링 시스템 및 방법 | |
US8612639B1 (en) | Methods and systems for emulating failed aircraft units across multiple communications bus sources | |
US20090292951A1 (en) | Method and device for fault location in a system | |
US11444965B2 (en) | Method and system for securing an aircraft against cyberattacks | |
EP3096196B1 (en) | System and method for diagnosing line replaceable unit failure | |
KR20140045367A (ko) | 헬리콥터 엔진의 정비 추천 시스템 | |
Ramohalli | The Honeywell on-board diagnostic and maintenance system for the Boeing 777 | |
Gao et al. | Design requirements of PHM system fault diagnosis capability | |
Khan et al. | Integration Issues for Vehicle Level Distributed Diagnostic Reasoners | |
RU2592467C1 (ru) | Устройство контроля технического состояния силовой установки (варианты) | |
EP3312696B1 (en) | Systems for aircraft message monitoring | |
Kaye | Dynamics health and usage monitoring system-programme update | |
McDonnell et al. | Software assessment to support certification for an existing computer-based system | |
Evans | Flight deck indication of health monitoring data—a critique | |
Jennions et al. | Faisal Khan | |
Hunthausen | Integrated diagnostics | |
Figueroa | Tutorial integrated systems health management (ISHM): enabling intelligent systems | |
Kornecki et al. | Safety analysis of a rotorcraft health and usage monitoring system | |
Budrow | System analysis and integration of diagnostics and health management for the F-119-PW-100 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PC41 | Official registration of the transfer of exclusive right |
Effective date: 20130225 |
|
PD4A | Correction of name of patent owner |